在《大國鯤鵬》中有一段大運全機破壞試驗的記錄，當大運全機強度試驗宏偉壯觀的現(xiàn)場第一次呈現(xiàn)在了世人面前，尤其當試驗不斷加載，飛機翼尖變形達到了令人不可思議的3.45米，這一壯觀、罕見的畫面在社會上引起了廣泛熱議。而全機破壞試驗就屬于我們今天所要了解的航空強度“積木式”驗證體系中的全機級試驗。

按照航空強度“積木式”驗證體系，大運在試制階段安排了三項全機驗證試驗——靜力、耐久性/損傷容限和地面振動。

由于大運飛機結構具有外形尺寸大（翼展達50米）、噸位大（起飛重量近200噸）、技術新（新材料、新結構、新工藝應用多）、結構復雜（機身大開口、多輪多支柱起落架）等特點，給全機強度試驗在試驗技術和試驗能力等方面都提出了新的挑戰(zhàn)。

全機靜力試驗

大運全機靜力試驗目的是驗證飛機結構靜強度是否滿足型號設計規(guī)范的要求，驗證強度、剛度計算方法的合理性及檢驗制造工藝可靠性，確定結構的承載能力，為后續(xù)結構完善和改型提供試驗依據。

大運全機靜力試驗分為首飛前、首飛后第一階段和次承力部件三個階段進行。從2012年5月至2018年6月，歷時六年完成了全部靜力試驗項目。

全機靜力首飛前試驗

大運研制進度緊湊，試驗周期異常緊張，而全機靜力首飛前試驗更是決戰(zhàn)首飛的關鍵戰(zhàn)場之一。

面對試驗規(guī)模大、難度高、進度緊等困難，試驗全線高度重視、周密規(guī)劃，提前開展了大量的試驗技術攻關和驗證工作，先期即完成了包括機翼大變形加載及測量技術、大容積氣密艙快速充卸壓試驗技術、貨艙地板試驗加載技術、多輪多支柱起落架支持與加載技術、一體化整體加載框架設計技術、超大規(guī)模試驗系統(tǒng)可靠增長技術、海量測試數據管理技術等關鍵技術攻關工作。通過這些試驗關鍵技術研究和驗證，化解了試驗技術風險，為首飛前及后續(xù)試驗奠定了堅實的技術基礎，確保了試驗順利進行。

首飛前試驗包括部件及全機嚴重工況限制載荷試驗、起落架連接區(qū)及發(fā)動機吊掛高載試驗、操縱系統(tǒng)極限載荷試驗、活動翼面功能檢查試驗等，共計13項70個工況。該階段試驗驗證是確保首飛安全必須進行的項目，完成后可進行首飛和后續(xù)試飛。

從2012年5月12日試驗機運抵強度所開始，試驗團隊歷經200多個日日夜夜，攻克了一個個試驗難關，于2012年12月27日高質量地完成了首飛前全部試驗項目，為飛機首飛發(fā)出了第一張結構強度通行證。

全機靜力首飛后第一階段試驗

首飛后第一階段試驗項目主要包括全機研究性限制載荷試驗、全機嚴重工況極限載荷試驗、部件高載試驗等，共計18項46個工況。該階段試驗可為小批量生產決策提供試驗依據。與首飛前相比，試驗難度更大、風險更高、周期更緊。

機身氣密強度試驗90%極限載荷試驗是首飛后風險較高的試驗項目。飛機充氣體積大，充氣載荷大、近1.2個大氣壓。為了保證安全，試驗團隊詳盡分析了試驗風險，采取了包括多臺大流量充氣臺并聯(lián)使用、多測點測壓、輕型泡沫填充、多重安全防護等多項技術和安全措施，于2014年9月9日順利完成了該試驗項目。

全機破壞試驗是該階段最后一項試驗，試驗工況為穩(wěn)定俯仰2.5g，試驗載荷為120%極限載荷。試驗共設置了194個加載點、應變測量13592片、位移測量點242個。該試驗是國內規(guī)模最大、載荷最大、變形最大、測量數據量最大的同類型試驗，并可能總體破壞，面臨著巨大的試驗風險。

針對試驗風險，試驗團隊應用“大型飛機全機靜強度試驗可靠性增長技術”，對試驗設計、準備和實施等環(huán)節(jié)的可靠性問題進行了分析和梳理，并采取了多項技術和管理措施，確保了試驗的一次成功。

2014年9月29日，穩(wěn)定俯仰2.5g試驗正式進行，當加載到110%極限載荷、翼尖變形3.45米時，飛機結構發(fā)生破壞，試驗取得圓滿成功。通過全機破壞試驗，摸清了大運飛機結構強度，確定了結構的承載能力，為后續(xù)結構完善和改型提供了試驗依據，其重要意義不亞于首飛成功。

大運全機破壞試驗

次承力部件靜力試驗

大運次承力部件試驗共規(guī)劃19個項目，76個工況。經過全機破壞試驗，飛機結構出現(xiàn)大范圍破壞，修復工作到2015年10月31日完成，接著開始了第二階段次承力部件靜力試驗。

雖然該階段主要考核次承力部件，但部分試驗項目工況載荷形式更加復雜，試驗加載空間更加狹小，試驗件狀態(tài)變化較多且易出現(xiàn)損傷，試驗件換裝、改裝、設計周期長等，給試驗設計和實施工作帶來很多困難和風險。

為解決試驗過程中遇到的難題，試驗團隊密切協(xié)調，優(yōu)化試驗方案、調整試驗順序，開發(fā)了異面載荷處理技術，設計了新型支持加載夾具等，保障了各試驗項目的順利完成。2018年6月29日，隨著承力部件靜力試驗階段最后一項試驗——APU安裝系統(tǒng)100%極限載荷試驗的順利完成，標志著大運全機靜力試驗圓滿收官。

大運全機靜力試驗的完成，不僅對我國自主設計的大型軍用運輸機結構強度進行了驗證，也使我國的全機強度試驗技術跨上了一個新的臺階。

全機耐久性/損傷容限試驗

耐久性/損傷容限試驗是通過模擬飛機在使用中的重復載荷來暴露飛機結構薄弱部位，驗證結構主要受力構件的疲勞特性及損傷容限特性，驗證結構損傷的修理方法，為確定飛機的檢修期、制訂飛機結構檢修大綱提供試驗依據，保證在役飛機在壽命周期內的使用安全。

試驗采用“飛—續(xù)—飛”試驗載荷譜進行2倍至2.5倍目標壽命的耐久性試驗，當試驗進行至2倍壽命后主要結構出現(xiàn)裂紋時，耐久性試驗結束。耐久性試驗時，艙門關閉狀態(tài)1個隨機譜塊（1/10倍壽命期）試驗和艙門打開狀態(tài)試驗交替進行，艙門打開狀態(tài)試驗時，斜臺處于放下水平位置，集中施加貨物空投前、后對應的載荷情況和循環(huán)次數。

研制前期，強度所就開始了試驗載荷處理和試驗技術攻關研究，相繼完成了試驗策劃、試驗總體要求、質量保證措施、風險分析和預防措施，以明確試驗的總體技術方案、質量保證措施，并預防或降低試驗的風險。

在試驗前期，根據試驗機特點及試驗周期長的問題，強度所主要進行了3項試驗關鍵技術攻關：

機翼大變形加載技術

全機疲勞試驗過程中翼尖變形大，為確保試驗加載精度，針對翼尖大變形區(qū)域采用了隨動平臺加載的方式。

隨動加載平臺主要由隨動機構、平臺驅動結構和位移傳感器組成。試驗加載的過程中，隨著機翼的變形，隨動平臺控制器依據傳感器信號，控制隨動平臺運動，從而保證加載方向的正確。

經過驗證試驗證明，隨動平臺機構運動穩(wěn)定、流暢、無卡滯，能夠根據機翼的變形，實時調整垂向加載方向，保證機翼載荷施加的準確性和試驗考核的真實性。

多輪多支柱起落架支持與加載技術

大運飛機采用多輪多支柱主起落架，在全尺寸飛機疲勞試驗過程中，為保持試驗機靜定支持，要求前中兩個主起落架假輪載荷相等。為了保持試驗件的姿態(tài)，保證試驗載荷的施加，必須支持并約束試驗件。通過起落架將飛機懸空支持并靜定約束是一種常用的方案。在大運全尺寸飛機疲勞試驗過程中，首次采用了均載器聯(lián)合約束方式，使前后主起落架液壓作動筒后端壓力值保持一致，前中起落架的載荷完全相等。

試驗在停止或應急保護過程中，前起落架和前中主起落架各約束點的反饋值較大，需要后主起施加部分載荷，與前起落架、前中主起落架共同模擬試驗機的正常停放。針對試驗過程中后主起主動加載和試驗停止時后主起主動支持的難點，首次引入了多輪多支柱起落架載荷限制技術。

載荷限制系統(tǒng)主要由測力傳感器、專用液壓作動器和蓄能器組成。在正常試驗加載時，通過液壓作動器和與后主起落架假輪連接的測力傳感器對后主起落架施加垂向載荷。在試驗停機以及應急保護過程中，通過蓄能器壓力設置，限制起落架的載荷，實現(xiàn)后主起落架的主動支持。

由于多輪多支柱起落架空間位置限制，各主起落架航向載荷施加困難，如采用常規(guī)單向加載方案，加載連接件長，嚴重影響試驗效率。根據主起落架緩沖器結構布局，設計了起落架航向加載裝置，采用航向載荷雙向疊加施加技術，解決了小空間加載難題。

試驗實施加速技術

大運全機結構耐久性與損傷容限試驗力控加載點195個和1個充壓點，需要的液壓/氣壓系統(tǒng)規(guī)模非常大。如果設計不合理，會導致系統(tǒng)壓力不足，將影響疲勞試驗的效率和可靠性。從節(jié)約能源的角度出發(fā)，也需要優(yōu)化液壓/氣壓系統(tǒng)的設計和元器件的匹配性。強度所通過大規(guī)模液壓/氣壓系統(tǒng)設計與高效配置技術攻關研究，達到了優(yōu)化液壓/氣壓系統(tǒng)設計和匹配性，進而提高大運全機結構耐久性與損傷容限試驗效率和可靠性的目的。

液壓系統(tǒng)設計時，根據不同加載部位，采用粗細不同的油路設計，以滿足加載作動筒流量要求，針對機翼翼尖長行程作動筒，設置了粗油管，在左右翼尖各配置了液壓蓄能站，以滿足機翼大變形瞬時加載的大流量需求。

由于試驗機機身氣密艙容積大，在充壓試驗時會充入大量氣體，風險極大。為了降低試驗的風險，減少充氣的體積，加快充放氣的速度，需要對機艙進行充分填充。因此，研究了一種新的填充技術，在試驗機進行機身內部檢查時，無需將填充物移出艙外，且填充物與加載設備空間上嚴格獨立，不影響其正常運行。強度所通過關鍵技術攻關，為大運全機耐久性/損傷容限試驗打下了堅實的基礎。

全機地面振動試驗

全機地面振動試驗也是首飛前必須完成的一項全機重點試驗任務，目的是測試飛機主要結構和主操縱面的重要振動模態(tài)，包括各階模態(tài)的振動頻率、振動型態(tài)及結構阻尼系數，為動力計算模型和動力相似模型的進一步修正和飛機首飛安全性評估提供依據。

大運為懸臂式上單翼、T型尾翼、翼吊發(fā)動機總體布局，機翼為典型大展弦比超臨界機翼，這類飛機的一階彈性模態(tài)頻率低且低頻模態(tài)密集，對飛機的懸浮支托和模態(tài)識別與分離都帶來了較大的挑戰(zhàn)。如大運在10Hz以下有數十支振動模態(tài)，且全機結構模態(tài)密集、頻率相近且耦合明顯，而各類結構和操縱面的安裝間隙和摩擦等非線性因素也為測試帶來了新的困難。

本次試驗是國內首次進行如此大噸位、復雜構型的全機地面振動試驗，技術難度遠高于以往，尤其在飛機支托、模態(tài)識別等方面具有很大的難點，需要解決大型飛機的懸浮支持和安全保護問題、機翼大變形低頻模態(tài)的激勵和識別、機翼多外掛和T型尾翼引發(fā)的密集模態(tài)或耦合模態(tài)的識別等技術難題。強度所在試驗準備階段進行了大量的研究和技術攻關：

大型飛機的懸浮支持和安全保護

在本次試驗前，國內外沒有任何一款空氣彈簧系統(tǒng)能夠滿足本次試驗的要求。強度所根據該型飛機滿載下支持頻率不大于0.5Hz、起落架保持懸空的支托要求，自主研發(fā)了一套200噸級大型空氣彈簧支持系統(tǒng)，該系統(tǒng)主要由三套80噸空氣彈簧、專用液壓升降底座和位控式空氣彈簧專用充氣裝置等組成，成功解決了飛機的懸浮支持問題。

機翼大變形低頻模態(tài)的激勵和識別

為了獲得準確的機翼低頻固有模態(tài)，必須使機翼低頻模態(tài)測試時產生較大變形，以克服機翼各種間隙、摩擦等非線性影響。改變了傳統(tǒng)激振力配置方式，在機翼中部配置一對大推力激振器，并配套研制了一套可移動式激振器升降平臺，這樣既提高了機翼激勵力，使機翼產生較大變形振動，又能解決激振器“超”行程的問題，降低激振器動圈附加質量的不利影響，從而提高了機翼模態(tài)測試精度，解決了機翼大變形狀態(tài)下低頻模態(tài)的識別問題。

機翼多外掛和T型尾翼的密集模態(tài)或耦合模態(tài)的識別

為了解決密集模態(tài)的識別問題，采用了相位共振與相位分離相結合的試驗方法，而對于飛機結構頻譜中的非密集模態(tài)，直接采用相位共振法獲得模態(tài)識別結果，對于飛機頻譜中的密集模態(tài)，則采用窄帶數學識別（步進正弦法）獲得各階模態(tài)參數，并利用這些模態(tài)參數求得與相位共振法對應的優(yōu)化激振力矢量，然后進行模態(tài)識別及分離。

強度所經過13個日夜的連續(xù)奮戰(zhàn)，安全、優(yōu)質、提前完成了試驗任務，獲得了客觀、真實、可靠的試驗數據，高純度模態(tài)和良好的正交性，為飛機首飛安全性評估提供了可靠的數據保證。同時，本次試驗還具有不少創(chuàng)新點，比如：

安全、可靠的大噸位、自由膜式高壓、低剛度、大位移、多自由度的空氣彈簧設計

80噸空氣彈簧采用單層高壓橡膠囊連接，主體與貯氣部分分開的設計形式，具有高壓、低剛度、大位移、多自由度等特點，大大降低了空氣彈簧的剛度和本體高度，解決了本次試驗支持頻率要求低、支托點位置距離地面距離小的問題。它的研制成功也填補了國內大型空氣彈簧研制的空白，性能指標達到國際領先水平。

大型飛機空氣支托空氣彈簧專用升降底座設計

專用液壓升降底座具有自動控制、同步升降等特點，它的成功研制實現(xiàn)了大型飛機在支托中各支托點同步升降，大大降低了飛機支托的風險，具有較高的安全性和可靠性，同時提高了大型飛機的支托效率，使支托飛機所用時間縮短一半以上，并且操作非常靈活、方便。

強度所科學構建的國際一流的航空強度“積木式”驗證體系，提供了一個系統(tǒng)的試驗與分析迭代，從飛機材料的單層級直達全尺寸結構驗證，在千錘百煉中為大運保駕護航，獲得的上萬個精確性能數據在大運研制中發(fā)揮了重要作用，也為未來型號的強度研究與驗證打下了堅實的基礎。

成績已成為過去，強度所整裝再出發(fā)，將繼續(xù)牢固樹立航空報國情懷，把型號研制扛在肩上，勇做型號攻關排頭兵，一以貫之、鍥而不舍、扎扎實實、腳踏實地，以實干綻放風采，為建設新時代航空強國做出更大的貢獻！